直升機旋翼復合材料拉扭條結構設計

熊宏錦，李燕秀

(1.海裝駐南昌地區軍事代表室，江西 南昌 330000，2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

旋翼在工作過程中，槳葉會產生很大的離心力。拉扭條是傳遞離心力的零件，可以承受來自槳葉的絕大部分離心力，從而大大改善槳轂軸向鉸的受力情況。目前國內通過買進生產線，有較為成熟的直-9涵道尾槳復合材料拉扭條制造經驗，同時還有AC311金屬尾槳拉扭條的研制經驗，但是尚未開展旋翼上的復合材料拉扭條的研究。

國外的貝爾、Lord和Airwolf公司對于拉扭條的研制已有幾十年。貝爾和Lord公司開發了一種新的金屬合金絲(鎳鈷鉻鉬合金)代替304不銹鋼，該合金絲可以耐海水和潮濕環境腐蝕。Airwolf公司的拉扭條中間為碳纖維，周圍為玻璃纖維，金屬襯套完全覆蓋大梁，破壞模式為金屬襯套附近的大梁斷裂。空直公司生產的EC145涵道尾槳采用了碳纖維增強槳葉和集成拉扭條，該拉扭條只有一個接頭，其寬度小于接頭寬度，采用4層鋪層結構。

金屬拉扭條重量大，效率低，需要進行輕量化設計。本文基于此設計需求，選用成熟復合材料，結合拉扭條接口、材料性能及載荷工況，提出了一種直升機旋翼復合材料拉扭條結構設計方法，且利用有限元方法進行力學仿真。仿真結果與靜力試驗結果吻合較好，驗證了該設計方法的可行性。

1 設計要求

直升機零部件設計的主要任務是選擇部件的結構形式，布置結構的主要構件，確定主要構件的材料、尺寸參數等。航空結構設計一般要考慮以下幾個方面：強度、剛度要求，最小重量要求，空氣動力的要求，工藝性要求。拉扭條外面布置有用于操縱的軸套，因此拉扭條外形不屬于氣動面，不需要考慮空氣動力要求，主要設計要求如下：

1) 接口要求：接口參數見表1；

表1 拉扭條接口參數表

2) 壽命要求：500 Fh；

3) 強度、剛度要求：在拉扭條承受300000 N離心力，兩端面最大相對扭轉角21.8°時，拉扭條各個零件的應力、應變在材料許用范圍內；

4) 最小重量要求：除了連接區采用金屬襯套，其余區域均采用復合材料，比全部為金屬材料的拉扭條減重約70%；

5) 工藝性要求：拉扭條的制造工藝應當盡量簡單可行。

2 復材拉扭條結構設計

2.1 結構形式選擇

拉扭條的結構形式有兩種：一種是拉扭條作為一個獨立的零件，兩端各一個接口與其他零件連接；一種是拉扭條與槳葉一體化設計，根部一個襯套與其他零件連接，端部與槳葉一體成型。

為了實現輕量化設計，綜合考慮接口、拉扭條扭轉剛度、幾何尺寸以及徑向承載能力等多方面因素，同時考慮到制造工藝，本文選擇采用第一種，并選擇與貝爾公司相類似的拉扭條結構形式(即開槽拉扭片迭層結構形式)作為參考進行結構設計，如圖1所示。

圖1 復材拉扭條結構示意圖

2.2 主要零部件的確定

拉扭條按照功能分區可以分為連接區和扭轉變形區。連接區的主要功能是實現拉扭條與其他零件的連接；扭轉變形區的主要功能是承擔離心力的同時實現扭轉變形。金屬銷子通過連接區將離心力和扭矩傳遞至扭轉變形區。連接區與金屬銷子配合的零件選擇腰鼓形金屬襯套比較合適：一方面金屬銷子和金屬襯套力學性能、物理性能相當，是連接件設計的一般做法；另一方面腰鼓形的襯套設計可以防止金屬襯套脫出拉扭條本體。

綜上所述，組成復材拉扭條的主要構件有：腰鼓形金屬襯套、纏繞預浸玻璃大梁帶形成的幾個拉扭條小件、接頭填塊和拉扭條小件之間的層間墊布，如圖2和圖3所示。

圖2 拉扭條結構示意圖一

圖3 拉扭條結構示意圖二

2.3 材料選擇

扭轉變形區應盡量選擇拉伸強度大、扭轉剛度小的材料。結合材料力學性能(如圖4)，玻璃纖維預浸帶是扭轉變形區的理想材料。玻璃纖維預浸帶采用類似金屬合金絲纏繞的方式進行纏繞，與金屬合金絲不同的是玻璃纖維預浸帶是復合材料，是由增強纖維和基體組成的?；w與增強纖維作為整體變形協調，需要采用類似EC145涵道尾槳復合材料拉扭條的分層設計來降低拉扭條的扭轉剛度，進而滿足強度、剛度要求。拉扭條由幾個拉扭條小件組裝而成，與金屬疊片式拉扭條由很多金屬疊片組裝而成相類似；不同的是金屬疊片可以做到很薄，而復合材料拉扭條小件采用纏繞后模壓成型，越薄工藝性越差。玻璃纖維預浸帶繞著兩端的襯套進行纏繞，大梁與襯套的粘接面僅有一半，載荷傳遞效率不高，故設計一個接頭填塊來粘接襯套和大梁帶。玻璃纖維預浸帶纏繞體各層之間設計墊布，防止兩層拉扭條之間的磨損。

圖4 拉扭條采用材料力學性能

2.4 拉扭條結構尺寸和受力分析

拉扭條的功能主要是承擔從槳葉傳遞過來的所有離心力，同時通過自身的變形實現槳葉的變距。拉扭條主要承受靜態的離心力和靜態+動態的扭轉載荷。將拉扭條結構進行分段設計，分為中間的扭轉變形段和兩邊的約束，如圖5所示。

圖5 拉扭條分區

對于復材拉扭條設計，兩邊的約束主要由接口條件確定，設計過程中可以通過調整連接螺栓的擰緊力矩等方法進行調整，使得拉扭條在典型工作狀態下應力分布最優。

進行扭轉變形段設計參數影響分析時，將兩端簡化為剛性約束，假設拉扭條是由三層拉扭條小件組成，故扭轉變形段是六個矩形。根據接口尺寸，預先設定了扭轉變形段的尺寸，如圖6所示。

圖6 拉扭條扭轉變形段截面示意圖

由于拉扭條典型工況扭轉角有21.8°，屬于大變形，理論計算其應力分布有一定難度，采用有限元進行分析。

在設定的拉扭條參數的基礎上，對結構參數進行調整，采用有限元對不同截面參數在典型工況(30 t離心力，21.8°扭角)下進行分析，具體計算結果見表2。

表2 不同截面形狀參數有限元計算結果

由表2可知：

1) 大梁帶截面積不變時，層數越多，翹曲引起的正應力和切應力越小；

2) 僅僅改變總寬度和總高度時，正應力和切應力隨著總寬度和總高度的減小而減??；

3) 較大幅度地減小總寬度時，翹曲引起的正應力也將隨之大幅度減小。

綜上所述，在大梁截面積一定的情況下，多層結構翹曲產生的正應力更小，大梁帶截面積盡量小，總寬度和總高度盡量小，有利于減小扭轉翹曲引起的正應力和剪應力，故復材拉扭條結構尺寸設計結果如下：

1)考慮到工藝可行性及接口尺寸要求，拉扭條選擇由三層拉扭條小件組成；

2)總寬度受制于襯套的外徑，由拉扭條接口要求可知，襯套孔內徑為30 mm，對襯套進行強度設計，襯套外徑為38 mm時可以滿足要求；

3)由表2可知，在襯套外徑38 mm、三層拉扭條小件組成的情況下，大梁帶截面尺寸為12 mm*9.4 mm時，應力最小，故大梁帶截面尺寸設定為12 mm*9.4 mm。

根據以上設計結果，最終設計好的復材拉扭條重1.9 kg，同尺寸的金屬拉扭條重量為5.6 kg，減重約200%，效果顯著。

3 拉扭條有限元分析

對第三節設計的復材拉扭條進行有限元建模，如圖7所示。對一側襯套位置施加完全固定約束，另一側襯套施加載荷，可以模擬拉扭條拉伸和扭轉情況。所有零件都采用C3D8R網格進行單元劃分，采用離散坐標系，自定義法向軸和主軸。對于各項異性材料，準確地定義其材料方向是進行有限元分析的前提。

圖7 復材拉扭條有限元建模

扭條所承受的試驗載荷為30 t的離心力與21.8°的扭轉。圖8為拉扭條在該工況下的應力分布圖。在A型墊布截止、環型墊布截止的位置有應力集中，是正應力最大的位置。非圓桿在扭轉的時候，其橫截面在桿變形后將發生翹曲而不再保持平面。桿的兩端受到約束不能自由翹曲時，稱為約束扭轉。其相鄰橫截面的翹曲程度不同，將在橫截面上引起附加的正應力。非自由扭轉的翹曲引起墊布結束位置的正應力集中，最大正應力為437 MPa。結果如圖8所示。

圖8 S11云圖

纖維拉伸方向應力分布如圖9所示，剪應力在襯套兩邊有應力集中，大梁上的最大剪應力：S12為89 MPa，S13為65 MPa。

圖9 (a) S12云圖，(b) S13云圖

4 拉扭條試驗對比分析

4.1 試驗件安裝及試驗載荷

為驗證有限元仿真模型的正確性，進行了復材拉扭條靜力試驗。

為了模擬真實的拉扭條安裝、邊界和受載情況，試驗需在能滿足試驗件安裝和加載要求的專用試驗臺上進行。拉扭條靜力試驗安裝和加載方式如圖10所示，靠近旋翼槳轂中心端固定，另一端則施加扭角和離心力。試驗載荷與有限元仿真分析中的工況相同。

圖10 拉扭條組件靜力試驗加載示意圖

4.2 試驗件貼片

拉扭條組件貼片位置及編號如圖11所示，圖中長度單位為mm。其中，距旋翼槳轂中心58 mm、180 mm和302 mm位置處貼26個單片；距旋翼槳轂中心102 mm位置處貼2組扭矩片。

圖11 拉扭組件貼片位置及編號

4.3 試驗結果及分析

按每級10%極限載荷的增量逐級加載離心力至300000 N，然后按每級1°的增量逐級加載扭角至21.8°。將試驗結果與仿真結果進行對比，結果如表3所示。

表3 試驗結果與仿真結果對比

總體來看，除個別點外，有限元仿真與試驗結果十分接近，趨勢完全一致。造成誤差的原因主要在于：多數誤差較大的點的貼片處于應力突變位置，貼片位置的微小誤差會導致很大的結果差別。

綜上所述，仿真結果可信，可作為后期拉扭條受力分析及結構設計的依據。

5 結論

本文提出了一種直升機旋翼復合材料拉扭條結構設計方法。采用該方法設計了一個基于強度剛度、接口等要求的復合材料拉扭條。通過對該拉扭條進行有限元建模及分析，結果滿足強度和剛度要求，且得到拉扭條的受力特性。經靜力試驗驗證，試驗結果與有限元分析結果基本吻合，進而驗證了該旋翼復材拉扭條結構設計方法的可行性。